Raumschlepper für Servicedienste im All

Ich denke ihr irrt euch beide, in beiden Fällen.

GaAs kann einiges an Temperatur vertragen und es ist ja nicht nur so, das die elektrisch erzeugte Energie in den Antrieb wandert, sondern ein Teil geht durch weil die Wellenlänge das eben bei dem Material so erfordert, ein weiterer Teil wird reflektiert und der Rest wird über die Fläche (Strahlungsgesetzte)  abgestrahlt. Das ist eigentlich kein Problem solange das Material die Temperatur verträgt und der Wirkungsgrad dann nicht gegen NULL geht.
Bei GaAs bin ich mir ziemlich sicher das die auch bei 200°C immer noch hohe Leistung liefern und bei 473K ist es soweit ich weiß NULL Problem auch mehr als 1kW/m² abzustrahlen.
Schaut euch mal das an:http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/3/35/Best_Research-Cell_Efficiencies.png
derzeit 37% Wirkungsgrad erreichbar!!!

Für Kerntechnische Energieerzeugung ist zumindest bei Hochtemperaturreaktoren das abführen der Wärme sehr einfach. Man betreibt z.B. eine Helium gekühlte Gasturbine und lässt eine relativ hohe untere Temperatur zu.
Hier mal ein paar Zahlen zur abgestrahlten Energie, Carnot Wirkungsgrad bei T=1450°C und Abstrahlfäche bei 35MW und 240MW:

T[°C]	P[kW]	n[%]	A[m2](35MW)	A[m2](240MW)
50	0,62	81	10.615	72.788
100	1,1	78	6.894	47.274
150	1,82	75	4.728	32.418
200	2,84	73	3.382	23.189
250	4,25	70	2.502	17.155
300	6,12	67	1.903	13.046
350	8,55	64	1.480	10.151
400	11,64	61	1.174	8.053
450	15,51	58	947	6.495
500	20,26	55	775	5.315
550	26,01	52	642	4.404
600	32,96	49	538	3.690
650	41,18	46	455	3.122

Damit da nicht gleich jemand wieder meckert, diese Zahlen hab ich einfach mal bestimmt um zu sehen in was für Bereichen man sich den bewegt,
also bitte nicht auf die Idee kommen das die Zahlen ja kompletter Mist sind weil es keine Gasturine gibt die bei 1450°C im All zuverlässig arbeitet!!!

Aber eines Zeigt die Tabelle auch noch, falls GaAs mit 200°C gut zurecht kommt, kommt man auch mit 2,84kW abzustrahlender Wärme an den Solarzellen locker hin.
Das bedeutet man kann damit bis auf 75 Millionen km nahe zur Sonne fliegen und die Mehrleistung zur stärkeren Beschleunigung, höherer Nutzlast oder einer Kombination davon nutzen.

Kurze Statistik zwischendurch - in mehr als der Hälfte des Threads gehts um Solarzellen.

Ok, gehören betrachtungsweise dazu, aber muß es in dem Umfang sein ?. Könnte man nicht erstmal klären, was denn so die (Service)Aufgaben des in der Überschrift genannten Gerätes wären, ob man ein Allzweckgerät verwirklichen kann oder lieber trennt. Das ganze vlt unter dem Aspekt, was könnte man machen in 5, 10, 20 Jahren. Welche Chancen bestehen für Fotschritte/Weiterentwicklungen der Technik. Wie siehts mit dem organisatorischen/personellen Bedarf aus etc. pp.

Da hast du wohl recht. Nur eines ist ziemlich sicher, chemische Triebwerke kann man vergessen weil man viel zu viel Treibstoff braucht also (-->) viel zu ineffektiv.
Durch Kerntechnik erhitzten Wasserstoff ist zwar schon viel effektiver, geht aber nicht weil man das Zeug nicht lange genug lagern kann.
Was dann übrig bleibt und wirklich verfügbar ist, sind elektrische Triebwerke.
Das ist auch schon einiges im Einsatz, aber fast alle Verfahren haben nur einen kleinen Sub und relativ kleines ISP.
VASIMR hat ISP von 50 bis 300km/s und einen Sub bis 5,7N.
Das ist schon relativ viel, und reicht zumindest dazu aus Satelliten durch die gegend zu schieben.  Aber man kann ja auch fünf Stück dafür einsetzen oder noch größere Bauen.
Und dazu wird halt viel elektrische Energie benötigt.

Das ist erstmal die Basis, egal wohin es den geht.
Was ich machen würde, wenn ich sowas entscheiden müsste, wäre als erstes ein Antriebseinheit mit 2-3 VF200 VASIMRs in einem Antriebsteil Verbauen, schon wegen der Redundanz. Und alle andern Antriebskomponenten ebenfalls doppelt- oder dreifach Redundant.

Kurze Statistik zwischendurch - in mehr als der Hälfte des Threads gehts um Solarzellen.

Könnte man ja einen eigenen Thread aufmachen....

Andererseits, warum red ich mir denn eigentlich den Mund fusslig. Soll jeder seine Träume haben, ist doch manchmal schöner als die Realität.

Das ist wohl derzeit eines der besten Solarzellensysteme:
http://www.atk.com/wp-content/uploads/2013/05/UltraFlex-2012.pdf

Das ist auch schon einiges im Einsatz, aber fast alle Verfahren haben nur einen kleinen Sub und relativ kleines ISP.
VASIMR hat ISP von 50 bis 300km/s und einen Sub bis 5,7N.

Der Isp wird eigentlich in Sekunden gerechnet, was du wahrscheinlich meinst ist die Austrittsgeschwindigkeit.
Der Isp eines VASIMRs liegt variierbar bei ca. 3000-12000s und "im optimalen" Bereich bei ca 5000s.

Ist halt so - diese kleinen Fortschrittchen in der Energiebilanz bringen noch nicht den Punkt, wo es effektiv wird. Es führt betreffs Raumschlepper nur zur Spirale : Mehr Antriebsenergie - schwerere Energieerzeuger usw. usw. Daher wird man halt vorerst noch jede Fernraumsonde o.ä. mit den genau zugeschnittenen Antrieb versehen. Ein entscheidender Durchbruch muß her. Oder wir müssen noch 20 Jahre warten. Aber ein Raumschlepper wär schon schön, allein schon wegen der Materialersparnis bei den Sonden o.ä.

Für einen in relativer Erdnähe operierenden Raumtraktor (ich trenne das immer wieder) wäre die Lager- bzw. Transportfähigkeit der Treibstoffe nicht so entscheidend. Das Zeug wird ja eh schnell "verballert". Und hierbei ist sowieso nix ohne den passenden Stützpunkt im All plus dem auf der Erde zu machen. Ein elektrischer Antrieb ist hier ohnehin nicht nützlich, allenfalls als Stabilisator in Ruhepausen oder bei Havarie.

Denk ich halt mal so ..... 

Ein Raumschiff oder Schlepper mit Solar-Antrieb kann nicht herkömmlich chemisch beschleunigt werden. Der Schub würde die Solarpaneele zerbrechen. Die Paneele können auch nicht zusammenfaltbar sein. Jedes bißchen extra Masse zählt. Also müßten sie im Orbit montiert werden.

Mit Menschen aus dem LEO geht nicht. Es würde zu lange durch den VanAllen Gürtel dauern. Man müßte dann z.B. aus Erde-Mond L2 starten. Aber ohne Erdvorbeiflug. Das bringt nur mit starkem chemischem Schub was.

Da siehst Du, wie wichtig hier eine Trennung wäre

Ein Raumschiff oder Schlepper mit Solar-Antrieb kann nicht herkömmlich chemisch beschleunigt werden.

Ja - muß auch nicht...

Der Schub würde die Solarpaneele zerbrechen. Die Paneele können auch nicht zusammenfaltbar sein. Jedes bißchen extra Masse zählt. Also müßten sie im Orbit montiert werden.

Naja hier müßte man mal durchrechnen, was weniger aufwendig/teuer ist - Montage im Orbit oder etwas mehr Gewicht, um eben doch startfähige, aber entfaltbare Paneels zu haben.

Ich denke, Montage "draußen" allgemein ist zwar so langsam mal in Erwägung zu ziehen, sollte aber für anders nicht effektiver zu machende Dinge bleiben. Wenn man bedenkt, was schon bei einer ISS EVA alles im Umfeld organisiert/bereitgestellt werden muß....erschreckend.

Ich denke, Montage "draußen" allgemein ist zwar so langsam mal in Erwägung zu ziehen, sollte aber für anders nicht effektiver zu machende Dinge bleiben. Wenn man bedenkt, was schon bei einer ISS EVA alles im Umfeld organisiert/bereitgestellt werden muß....erschreckend.

Es gab da mal eine Firma, die hat eine Art Spinnenroboter entwickelt. Große Strukturen werden damit aus einfachen Elementen montiert. Bei Fußballfeld-großen Flächen wird es nicht anders gehen, denke ich.

Das Problem ist auch hier wieder - wir können noch keine "geistig flexiblen" Roboter bauen. Noch lange nicht. Also braucht ein Montageroboter ein komplexes Umfeld/Basis, wo auch immer. Das ist dann genauso teuer, wie eine EVA. Vermutlich sogar teurer, weil ja dann wohl eine "Großbaustelle" bearbeitet werden soll. Und dazu kommt, daß Montagefehler/Havarien keinesfalls ausgeschlossen sind und teuer werden. Außerdem kann bei einem Roboter eine Fehlerwiederholung stattfinden, bevor er gestoppt wird. Wird zwar nicht gleich so schlimm kommen, wie bei der schweizer Robotkanone, aber nun ja...

Einzuschätzen, was von beiden Möglichkeiten besser ist, wird wohl schwer sein. Ich denke nach wie vor, daß für die nächsten Jahre eine Kombination sein muß.
Ein Roboter im Weltraumeinsatz kann auch nicht einfach mit einem prima funktionierenden Industrieroboter verglichen werden. Durchdenken/Vergleichen der Einsatzbedingungen und Folgen bei evtl. Schäden genügt.
Wie oft und mit welchen Auswerte- und Vorbereitungspausen ist eigentlich Dextre eingesetzt worden ?

Erstmal muß ich sagen ich will mich gar nicht auf robotische Montage versteifen. Vielleicht geht es auch anders.

Dextre klingt ziemlich kompliziert. Darum geht es hier aber nicht. Hauptsächlich sind das Montageaufgaben, die tausendfach wiederholt werden müssen, vollautomatisch. Menschen müssen dabei eher selten eingreifen. Und das meistens von einem Kontrollzentrum auf der Erde. Die ganze Konstruktion würde auch von Anfang an für den Einsatz dieser Roboter geplant.

Zitat von: Klakow am 20. Februar 2014, 02:48:05

Das ist auch schon einiges im Einsatz, aber fast alle Verfahren haben nur einen kleinen Sub und relativ kleines ISP.
VASIMR hat ISP von 50 bis 300km/s und einen Sub bis 5,7N.

Der Isp wird eigentlich in Sekunden gerechnet, was du wahrscheinlich meinst ist die Austrittsgeschwindigkeit.
Der Isp eines VASIMRs liegt variierbar bei ca. 3000-12000s und "im optimalen" Bereich bei ca 5000s.

Der massenspezifische Impuls wird in m/s angegeben, der gewichtsspezifische Impuls in s. Eigentlich ist der spezifische Impuls definiert als Quotient aus Impulsänderung und Masse. Damit ist der massenspezifische Impuls gemeint, der überall im Weltall gilt, weil er nichts mit dem Gewicht zu tun hat. Danach ergibt sich als Einheit m/s.

Dasselbe Formelzeichen I_sp wird auch für den gewichtsspezifischen Impuls verwendet und wohl in den USA bevorzugt. Eigentlich ist diese Angabe jedoch inkorrekt. Naja, in den USA verwendet man ja auch Gallonen, Fuß und Meilen, auch noch mehrere verschiedene.

Nicht zu verwechseln ist die Angabe mit der Austrittsgeschwindigkeit, was Klakow auch nicht gemacht hat. Genauso wenig würde man den gewichtsspezifischen Impuls mit der Zeit verwechseln, obwohl beide dieselbe Einheit haben.

Das ist wohl derzeit eines der besten Solarzellensysteme:
http://www.atk.com/wp-content/uploads/2013/05/UltraFlex-2012.pdf

Das wären 33kW/150kg, also ca. 220W/kg und das für bis 3G Belastung und faltbar.
Das ist besser:

Technische Daten hier: http://www.techbriefs.com/component/content/article/15070
Mit specific power, ich nenne das SpePo 400W/kg bis, weiter unten auf der Seite, 500W/kg.
Allerdings denke ich nicht das da keine Luft mehr nach unten wäre,
ich denke das dies auch auf sehr dünnen Trägerfolien machbar ist und ich sehe nicht warum das nicht mit 0,1mm oder weniger gehen sollte.
Dünnschichtzellenbeschichtung sind nur wenige µM dick.
Macht man sowas als eine 20m eine lange Rolle, hindert einen ja niemand daran darauf 2x500m Bannen drauf zu wickeln. Davon je a drei Stück auf beiden Seiten und man hat 60.000m² und 30MW (LEO).
Jede Seite gebaut wie ein Segelschiff, mit einem Hauptmast, ganz außen jeweils Rahen, die am Gitterrumpf abgespannt werden um die Schubbelastung aufzunehmen.
Damit das ganze Segel leicht zur Sonne ausgerichtet werden kann, das Triebwerksmodul drehbar im Zentralrumpf gelagert. Hat man zumindest die Möglichkeit zwei Treibwerke in der Ausströmrichtung getrennt zu ändern, kann man damit auch nicht die Lagerreglung machen. Das geht zwar nicht schnell, aber mit wenig Treibstoff.

Die Energie dann über den Mast zum Schiffsrumpf, oder über die Abspannseile, zum Rumpf leiten.
Die Masse der gesamten Folie wäre bei 0,1mm weniger als 10t. Eine leichte Trägerkonstruktion vielleicht aus Carbonfassern, nochmal 3kg/m, sagen wir mal alles zusammen 5t.
Zusammen haben wir dann 15t für 30MW, also 2kW/m₂.
VASIMR wird aber zumindest auf Basis der derzeitigen Technologie weitere 2,7kg/kW beitragen.
Ich denke aber nicht das hier schon ein Optimum erreicht ist, man schaue sich dazu nur mal hier um:
http://www.adastrarocket.com/IEPC13-149_JPSquire_submit.pdf
Wenn man sich die Massen anschaut und was da für Materialien verwendet werden, dann geht das z.B. bei Kühlung sicher noch was,
vielleicht hier http://de.wikipedia.org/wiki/Kohlenstoffnanor%C3%B6hre#Kohlenstoff-Nanor.C3.B6hren_f.C3.BCr_mechanischen_Nutzen oder
das hier: http://de.wikipedia.org/wiki/Graphen#Steifigkeit_und_Temperaturabh.C3.A4ngigkeit
Nicht nur das beide Materialien erheblich leichter wären, sie sind auch ca. 20x bessere Wärmeleiter, also zusammen 40x leichter.
Deshalb halte ich eine Reduktions bei großen VASIMR-Triebwerken ab 5MW auf <1kg/kW sicher für erreichbar.
Die mechanischen Anforderungen dürften eh nicht groß sein, da selbst 500N Schub, sicher zu keinen hohen Drücken im Triebwerk führen wird.
Eigentlich erwarte ich das man durch Optimierungen bei wirklich großen Einheiten von über 20MW und Solarsegeln über 200MW, auf zusammen unter 1kg/kW kommen kann.
Weiterhin halte ich eine Steigerung der Triebwerkseffizens auf über 90% für erreichbar.
Damit wären im LEO über 7kN bei 50km/s Ausströmgeschwindigkeit erreichbar und bei leichten Nutzlasten von 50t, und 100t Gesamtmasse in einem Tag ein dV von 6km/s.
Ich schätze für die Reisezeit zum Mars sind das dann keine 40 Tage mehr.

Das würde nukleare Energieerzeugung für Flüge im inneren Sonnensystem unnötig machen.

Der massenspezifische Impuls wird in m/s angegeben, der gewichtsspezifische Impuls in s. Eigentlich ist der spezifische Impuls definiert als Quotient aus Impulsänderung und Masse. Damit ist der massenspezifische Impuls gemeint, der überall im Weltall gilt, weil er nichts mit dem Gewicht zu tun hat. Danach ergibt sich als Einheit m/s.

So genau wollte ich das ja gar nicht diskutieren.... Der gewichtsspezifische Impuls wird doch IMHO letztlich am häufigsten angegeben.
Trotzdem beziehen sich die 50 bis 300km/s bei einem VASIMR, wenn man etwas nachrecherchiert, wie gesagt auf die Austrittsgeschwindigkeit und nicht auf den spezifischen Impuls, da dies für einen (aktuellen) Ionenantrieb viel zu hoch wäre.
Schön wär's ja....

Hallo,
im Februar 2014 wurde im Kennedy Space Center  i. V. m. dem Goddard Space Flight Center ein Grundlagentest zur Möglichkeit durchgeführt, wie man Satelliten im All betanken könnte. Der Test lief unter der Bezeichnung "Remote Robotic Oxidizer Transfer Test", kurz PROxiTT. Grundlage bildeten die Ergebnisse der "Robotic Refueling Mission (RRM)", welche auf der ISS durchgeführt wurde.

Die "Tankstelle im All" könnte vielen Missionen zu einer längeren Laufzeit verhelfen, was ja glaube ich auch die Absicht hinter diesem Thread hier ist. Ein Ziel des Systems ist es, auch Satelliten auftanken zu können, die eigentlich nicht dafür konstuiert wurden (wahrscheinlich über die Anschlüsse, über die sonst auch am Boden die "Betankung" durchgeführt wird?).
 
In dem Video sieht man, wie der "Tankstutzen" zum Satelliten aussehen könnte:
http://tinyurl.com/nfu7wkb
Hier ein etwas ausführlicheres Video zum Test:
ws
Quellen:
http://www.nasa.gov/content/groundbreaking-technology-may-add-years-to-earth-orbiting-satellites/index.html#.U9kaq7GaIuj
http://www.nasa.gov/content/goddard/nasa-tests-new-technologies-for-robotic-refueling/
Bis diese Technik einsatzbereit ist dauert es jedoch noch eine ganze Weile. Soweit ich den Artikel verstanden habe soll mit den Budgetmitteln für das Jahr 2015 ein mögliches Satellitendesign dazu entworfen werden...
Mit ATV-5 scheint sogar eine Erweiterung des RRM - Phase 2 - zur ISS geflogen zu sein (VIPIR). Das gehört aber dann nicht hier her... schwierig da den richtigen Thread zu finden.
VG, firelion
edit: Videolink repariert.

Meine Intension war zwar ebenfalls Satelliten länger laufen zu lassen, aber nicht nur.
Hat man einen Schlepper, noch dazu einen der mit elektrischen Triebwerken mit hohem ISP (>=50km/s) und für elektrische Triebwerke hohem Schub arbeitet, kann man auch Satelliten die tot im All hängen und eine Gefahr darstellen z.B. eine neue Bahn verpassen um sie z.B. gezielt im Meer zu versenken.
Weiterhin kann man damit auch Tankstellen im All einrichten damit man z.B. Frachter die Lasten zum Mars bringen nicht bis ins LEO runterbringen muss um neuen Treibstoff zu übernehmen.
Hierbei geht es mir darum ein möglichst optimales Nutzlastverhältnis zu erreichen.
Derzeit ist das gerade für Flüge oberhalb vom LEO oft lausig schlecht, weil halt immer noch viel deltaV ab LEO benötigt wird.
Man muß sich nur anschauen was es bedeutet wenn man als Beispiel ein deltaV von 5km/s benötigt, da kommen dann gerade mal  1/3 der Masse vom LEO beim Mars an. Wenn man sowas auf über 80% hochbringen kann, ist sehr viel gewonnen.
Das könnte dann z.B. ein Rover mit über der doppelten Masse sein, was dessen Konstruktion vereinfachen würde.

Im Zusammenhang mit dem Fehlschlag der beiden Galileo-Satelliten wurde ein israelisches Startup "Effective Space Solutions" ins Gespräch gebracht, dass Satelliten mit einem "De-Orbiter" Satelliten abschleppen will.

geplant: Gewicht 250kg, Kosten 25 Mio $, Antrieb elektrisch
Das Startup hat gut 1 Mio $ (in die Idee und Webseite) gesteckt und sucht jetzt nach neuen Investoren.

Man wirbt u.a. damit, dass Satellitenhersteller auf die Anforderung "De-Orbit" in einen Friedhofsorbit verzichten könnten und dafür ihren Schlepper einsetzen sollten.

http://www.effective-space.com/

Schon toll. Es gibt zwar keine offizielle Definition für Mikrosatellit, aber obwohl das Teil fast eine Vierteltonne auf die Waage bringt (zumindest braucht es laut Unternehmensangabe genau diese Nutzlastkapazität), nennt man es eben mal so, wohl weil es noch mehr nach High-Tech riecht.

Ich weiß, es liegt im Rahmen der üblichen Bezeichung, hier mal aus dem engl. Wiki:

Microsatellite or "microsat" is usually applied to the name of an artificial satellite with a wet mass between 10 and 100 kg (22 and 220 lb). However, this is not an official convention and sometimes microsats can refer to satellites larger than that, or smaller than that

Unter "Services" auf der Internetseite findet man auch:

An electric propulsion system combined with very large amount of Xenon to enable De-orbiting of more than 20 two (2) tons satellite (dry mass), or Station Keeping of more than 4 years or any interim combination

Also, ich persönlich verstehe ja unter De-orbiting etwas anderes, als nur das Verschieben in einen Friedhofsorbit, aber gut.
Scheinbar stehe ich damit auch nicht alleine da (aus Wikiartikel zu Graveyard Orbit):

De-orbiting a geostationary satellite requires a delta-v of about 1,500 metres per second (4,900 ft/s), whereas re-orbiting it to a graveyard orbit only requires about 11 metres per second (36 ft/s).

Wenn sich All-electric zukünftig durchsetzen sollte, steht das Business-Modell auch nicht mehr so solide da. Dann hat sowieso jeder Satellit ein sehr gewichtsparendes Ionentriebwerk an Bord. Da nochmal ein paar Kilo Xenon draufzupacken, um den Friedhofsorbit ansteuern zu können, sollten nicht wirklich weh tun.
Man wirbt ja im Video der Webseite nicht primär damit alte Systeme zu entsorgen, sondern dass die Kunden zukünftig gerne allen Treibstoff verballern dürfen. Gemäß: "Macht ruhig. Wir sind ja dann da...."
Komisches Businessmodell, aber vielleicht sehe ich ja den Wald vor lauter Bäumen nicht.

Wo es um Satelliten mit eigenem eAntrieb geht hast du recht, nur falls der ausfallen sollte, weil der ganze Brocken tot ist, hilft das nicht und natürlich auch nicht um alte Brocken wegzuräumen.
Schlepper kann aber trotzdem Sinn machen und zwar dann wenn deren speziffische Schub, also N/kg recht hoch ist.
Jenachdem wie hoch der ist, kann man auch Satelliten vom LEO in weniger Tagen z.B. auf eine GEO Bahn bringen.
Schliesslich wird ein starker Antrieb später nicht mehr benötigt.